JP5080825B2 - ガスタービンエンジン及びその燃焼器 - Google Patents

Description

本発明は、一般的に燃焼器に関し、具体的にはガスタービン燃焼器に関する。

世界的な空気汚染に対する懸念から、国内的にもそして国際的にも、より厳しい排出基準が求められるようになった。航空機は、環境保護庁（ＥＰＡ）及び国際民間航空機関（ＩＣＡＯ）規格により管理される。これらの規格は空港の近くで航空機から放出される、都市光化学スモッグ課題の原因となる窒素酸化物（ＮＯｘ）、未燃炭化水素（ＨＣ）及び一酸化炭素（ＣＯ）を規制する。一般に、エンジン放出は、２つのクラスに分類される。そのうちの１つは、高い火炎温度により（ＮＯｘ）、もう一つは、低い火炎温度のため燃料空気反応が完了しないことにより生まれる（ＨＣ及びＣＯ）。

少なくとも、一部の周知のガスタービン燃焼器は、高速の空気と微細な燃料噴霧を混合する１０基から３０基のミキサアセンブリを含む。これらのミキサアセンブリは、通常、炎を安定させ強化するため、流入する空気に渦を巻かせるための旋回装置の中心にある燃料ノズルを含む。燃料ノズル及びミキサアセンブリは、燃焼器ドーム（半球体）にある。従来のガスタービン燃焼システムにおいて、燃料ノズルは、軸の方向でドームアセンブリに嵌入される。この方法は、燃焼器設計段階で取扱われなければならないいくつかの欠点につながる。軸状に構成された燃料ノズルは、燃焼器を取り除かずに燃料ノズルを挿入及び抜出できるようにするための、ドーム表面から上流の開いた空間を必要とする。エンジンの作動に何らの利点を与えずに、この付加的な空間又はエンベロープは、余分の長さ、コスト及び／又は重量をエンジンに加えている。加えて、長い燃料ノズル茎状部は燃料ノズルチップをドームアセンブリのフランジに接続するために必要となる。これにより、コスト及び／又は重量がエンジンにかかり、燃料ノズルの固有周波数及び／又は燃料ノズルの中での熱の伝達に悪影響を及ぼす。

ここでは、ガスタービンエンジンを組み立てる方法を開示する。この方法は、燃焼チャンバを構成する燃焼器ライナアセンブリを有する燃焼器を提供することを含む。外側燃焼器ライナの放射状に伸びる第１端部は、燃焼チャンバ入力開口を規定する。そして、外側燃焼器ライナの軸方向に伸びる第２端部は、燃焼チャンバ出力開口を規定する。第１端部は、外側燃焼器ライナの円弧状断面形状を形成する第２端部へ移行する。ドームアセンブリは、ドームアセンブリの下流に伸びる燃焼器ライナの第１端部に連結されている。燃料ノズルは、ドームアセンブリの上に形成され放射状構成に構成されるサイクロンの範囲内に配置される。

一つの態様においては、本発明は、ガスタービンエンジン用の燃焼器を提供する。本燃焼器は、少なくとも一部の燃焼チャンバを規定する外側燃焼器ライナを備える燃焼器ライナアセンブリを含む。外側燃焼器ライナは、燃焼チャンバ入力開口を規定し放射状に伸びる第１端部と、燃焼チャンバ出力開口を規定し軸方向に伸びる第２端部を有する。第１端部は第２端部へ移行し、燃焼器ライナの円弧状断面形状を規定する。ドームアセンブリは、ドームアセンブリの下流に伸びる第１端部に連結される。ドームアセンブリは、サイクロンの外周に配置される複数のサイクロン静翼を備えるサイクロンを含む。燃料ノズルは、放射状構成のサイクロンの範囲内に配置される。

別の態様においては、本発明は、ガスタービンエンジンを提供する。ガスタービンエンジンは、圧縮器吐出し口を規定する圧縮器を含む。燃焼器は、圧縮器に連結される。燃焼器は、燃焼チャンバを規定するライナアセンブリを含む。ライナアセンブリの外側燃焼器ライナは、燃焼チャンバ入力開口を規定する放射状に伸びる第１端部と燃焼チャンバ出力開口を規定する軸方向に伸びる第２端部とを備える。ドームアセンブリは、第１端部に連結される。ドームアセンブリは、サイクロンの外周に配置される複数のサイクロン静翼を備えるサイクロンを含む。燃料ノズルは、放射状構成のサイクロンの範囲内に配置される。ガスタービンエンジンは、更に、燃焼器に連結されるタービンノズルアセンブリを含む。

上記の燃焼器構成は、エンジンシステム、燃焼器及び燃料ノズル配置に関する改良を提供する。本発明の燃焼器構成は、燃焼器の長さの減少により、コンパクトなエンジンを提供する。燃焼器の長さ、そしてエンジンの長さを減らすことによって、エンジンの重量は、減らされる。更に、ロータ軸の長さを短くしたことで、軸力学の改善を促進する。

加えて、本発明の燃焼器構成は、燃焼器の長さに対応したより長く有効な長さのバーナーを提供する。より長い長さのバーナーは、燃焼器の性能を高める。特定の実施例では、図２に示すように、本発明による放射ＴＡＰＳ設計は、同一のエンジンエンベロープの範囲内で従来の軸のＴＡＰＳ設計による約７．４９ｍｍ（２．９５インチ）のバーナー長さと比較して、約１１．０ｍｍ（４．３４インチ）のバーナー長さを提供する。放射ＴＡＰＳミキサのバーナー長さが増加することによって、制御因子を克服することができる。たとえば、低いブロウアウト幅、起動特性及び／又は低い出力効率を損なう事無く、より高い割合の燃焼用空気の優れた燃料／空気の混合を提供することによって、これに限定されるものではないが、内側ライナ及び乏しい出口温度プロフィールによるオーバーヒーティングといった制限因子を克服する。

更に、本発明は、フランジを燃料ノズルチップに接続する短い茎部を備える燃料ノズルを提供する。より短いステムは燃料ノズルの重量及び熱ガスにさらされる伝熱面積を減らす。そして、それは燃料により伝達される熱を更に減らす。減らされた熱伝達は、燃料ノズルの中でコーキング発生の危険度を減少させる。また、より短い茎部は、燃料回路容積の減少を促進する。従って、より少ない燃料がシャットダウン時に除去（パージ）され、そして、回路をオンにするときにはより充填する時間は短くなり、そのことはエンジン加速応答時間を改良することになる。

本発明がさまざまな特定の実施例に関して記載されているが、当業者は、本発明が請求項の範囲内の改変した形態で実施できることを認識するであろう。

図１は、低圧圧縮器１２と、高圧圧縮器１４と、燃焼器１６とを含むガスタービンエンジン１０の概略図である。ガスタービンエンジン１０もまた、高圧タービン１８と低圧タービン２０とを含む。

作動させる際には、空気は低圧圧縮器１２の中を流れる。そして、圧縮された空気は低圧圧縮器１２から高圧圧縮器１４に供給される。高圧縮された空気は、燃焼器１６に供給される。燃焼器１６からの気流（図１に示されない）は、ガスタービンエンジン１０の縦軸２２を中心にしてタービン１８及び２０を駆動する。

図２は、図１に示されるガスタービンエンジン１０に類似した、ガスタービンエンジン用燃焼器１６の断面図である。図３は、図２に示される燃焼器１６の拡大断面図である。実施例において、ガスタービンエンジン１０は、ＣＦＭインターナショナル社から入手可能なＣＦＭエンジンである。他の実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、シンシナティ、オハイオにあるゼネラル・エレクトリック社から入手可能なＧＥ９０エンジンである。

各燃焼器１６は、燃焼帯、又は環状、放射状の外側ライナ３２と放射状の内側ライナ３３により規定されるチャンバ３０を含む。より詳しくは、外側ライナ３２は燃焼チャンバ３０の外側境界を規定する。そして、内側ライナ３３は燃焼チャンバ３０の内側境界を規定する。外側ライナ３２及び内側ライナ３３は、ライナ３２及び３３周辺で円周方向に伸びる環状燃焼器車室（ケーシング）３５から、放射状に内向きになっている。

図２に示すように、外側ライナ３２及び内側ライナ３３は、チャンバ３０の放射軸３６の周りに配置されて、ガスタービンエンジン１０の縦軸２２に関して半径方向において伸びる第１の又は入口端部３４を規定する。外側ライナ３２及び内側ライナ３３は、更に、チャンバ３０の縦軸４０の周りで、放射軸３６に対して実質的に垂直であり、また縦軸２２に関して軸方向において、平行に伸びるように配置される、概して対向する出口端部３８を規定する。図２に示すように、チャンバ３０は弧状形状を有し、入口端部３４は、放射状に広がる入口端部３４から軸方向に伸びる出口端部３８まで直接の燃焼気体を、チャンバ３０を通して出口端部３８に移送する。選択的な実施例では、チャンバ３０は外側ライナ３２及び内側ライナ３３により規定され、入口端部３４は、図２に示すように、放射軸３６と実質的に平行な角度と縦軸４０と実質的に平行な角度との間に構成され、出口端部３８はチャンバ３０の縦軸４０の周りに配置される。

図２及び３に示すように、燃焼器１６は、入口端部３４に関して取り付けられる環状ドームアセンブリ５０を含む。ドームアセンブリ５０は燃焼チャンバ３０の上流端を規定する。ミキサアセンブリ５２はドームアセンブリ５０周辺で円周方向に間隔をもって配置され、燃料及び空気の混合物を燃焼チャンバ３０に供給する。

各ミキサアセンブリ５２は、パイロットミキサ５４、主ミキサ５６及びその間に存在する中心本体５８を含む。中心本体５８は、パイロットミキサ５４と通気でき、下流側にあるチャンバ６０を規定する。チャンバ６０は、上流端で燃焼器１６の放射軸３６と同軸の、対称軸６２を有する。パイロット燃料ノズル６４は、チャンバ６０に達して、対称軸６２に関して対称的に取り付けられる。パイロット燃料ノズル６４は、パイロットチャンバ６０に燃料の液滴を分配するためのパイロット燃料噴射器６６を含む。実施例において、パイロット燃料噴射器６６は、射出ジェット（図示せず）により燃料を供給する。代替的な実施形態では、パイロット燃料噴射器６６は、注入単一（シンプレックス）スプレー（図示せず）による燃料を供給する。

パイロットミキサ５４も、一対の同心円状に取り付けた旋回翼（スワラー）７１を含む。より詳しくは、旋回翼７１は、軸状旋回翼であって、パイロット内側旋回翼７２及びパイロット外側旋回翼７４を含む。パイロット内側旋回翼７２は、環状で、パイロット燃料噴射器６６周辺で円周方向に配置される。各旋回翼７２及び７４は複数の静翼７６及び７８をそれぞれ含み、パイロット燃料噴射器６６から上流に配置される。静翼７６及び７８は、低いエンジンの出力動作の間、所望の発火特性、低燃料時の安定性、及び低一酸化炭素（ＣＯ）及び炭化水素（ＨＣ）放出を提供するように選択される。

パイロットスプリッタ（分配器）８０は、パイロット内側旋回翼７２及びパイロット外側旋回翼７４の間に位置して、パイロット内側旋回翼７２及びパイロット外側旋回翼７４の下流へ伸びる。より詳しくは、パイロットスプリッタ８０は、環状であり、パイロット内側旋回翼７２周辺で円周方向に伸張しており、内側旋回翼７２を通して流れる空気流を外側旋回翼７４を通して流れる空気流から切り離している。スプリッタ８０は収束し−分岐する内側表面８２を有する。そして、それはエンジン低電力動作の間、燃料―膜表面を提供する。スプリッタ８０の収束面は火炎前面がベンチュリの喉部分の上流に移動するのを防止するために軸の空気の高速性を増加させて、このように先端を過剰な放射熱流束及びコーキングから保護する。その一方で、スプリッタ８０の分岐する表面は熱ガスの再循環を可能とするためにパイロットミキサ５４の中を流れる空気の速度を減らす。

パイロット外側旋回翼７４は、パイロット内側旋回翼７２から放射状外側にかつ中心本体５８の内側表面８４から放射状内側に、伸びる。より詳しくは、パイロット外側旋回翼７４は、パイロット内側旋回翼７２周辺で円周方向に伸び、パイロットスプリッタ８０及びパイロットハウジング８６の間に位置する。実施例において、パイロット内側旋回翼静翼７６はそこに流れる空気を、パイロット外側旋回翼静翼７８の中を流れる空気と同じ方向に渦を巻かせる。他の実施形態では、パイロット内側旋回翼静翼７６はそこに流れる空気を第１の方向に渦を巻かせる。第一の方向とは、パイロット外側旋回翼静翼７８がそこを流れている空気に渦を巻かせる第２の方向と反対方向である。

主ミキサ５６は、環状キャビティ９２を規定する環状主ハウジング９０を含む。主ミキサ５６は、パイロットミキサ５４と同軸に配置されて、パイロットミキサ５４の外周に延びている。燃料マニホルド（連結管）９４は、パイロットミキサ５４及び主ミキサ５６との間に延びている。より詳しくは、燃料マニホルド９４は、パイロットミキサ５４の外周に延びて、中心本体５８及び主ハウジング９０の間にある。燃料マニホルド９４は、主ミキサ穴９２に燃料マニホルド９４から放射状燃料を注入するため、外側にハウジング９０の外側表面１００を通して突き出ている複数の注入口９８を含む。燃料注入口９８は、周囲の燃料の空気を主ミキサ５６内で混ぜることを容易にする。

実施例において、マニホルド９４は、円周方向に間隔をあけた注入口９８の一対の列を含む。他の実施形態では、マニホルド９４は、円周方向に間隔をあけた列に沿っていない複数の注入口９８を含む。注入口９８の位置は、多様なエンジン運転条件の下で完全燃焼を保証し、低い亜酸化窒素（ＮＯｘ）排出を成し遂げるように、燃料空気の混合比を調整するように選択される。更に、注入口の位置は、燃焼不安定性を減らす又は防止できるように選択される。

中心本体５８は、パイロットミキサ５４及び主ミキサ５６を隔てている。したがって、パイロットミキサ５４は、ＣＯ及びＨＣの排出を減らすと共に、操作性能の安定及び効率を改善するのを容易にするように、パイロット操作の間、主ミキサ５６から隔離されている。更に、中心本体５８は、燃焼器１６に注入されるパイロット燃料が完全燃焼するのを容易にするために形成されている。より詳しくは、中心本体５８の内壁８４は、収束し−分岐する（ｃｏｎｖｅｒｇｉｎｇ−ｄｉｖｅｒｇｉｎｇ）表面１０４と、後部遮蔽体１０６と、これらの間で外側に延びるリップ１０８とを含み、拡散を制御し、主ミキサ５６を出る空気流にパイロット炎が中で混じることを容易にする。リップ１０８の方向は、発火特性、高低出力動作での燃焼安定性及び低出力運転条件で発生する放出を改善する事を容易にするように可変的に選択される。

図４で示す一実施例において、ドームアセンブリ５０は、サイクロン１２０の周りに配置される複数のサイクロン静翼１２２を備えるサイクロン１２０を含む。図４に示すように、具体例で、最も後方のサイクロン静翼１２３は、最も前方のサイクロン静翼１２４より大きい。隣接するサイクロン静翼１２２の寸法は、最も後方のサイクロン静翼１２３から最も前方のサイクロン静翼１２４にかけて減少する様になっている。サイクロン１２０は、サイクロン本体１２５を含む。囲い板１２６は、燃焼器１６の上流に配置される圧縮器吐出し口１３０（図３に示される）と流体連通する空洞又は流路１２８を規定するため、少なくとも本体１２５の一部を囲むように構成される。参照矢印１３２で示すように、圧縮器吐出し口１３０から出る空気は、流路１２８を介して、そして、サイクロン１２０に流れる。囲い板１２６、及びより詳しくは、流路１２８は、サイクロン静翼１２２に安定して空気を供給しやすいように圧縮器吐出し口１３０から出ている空気を捕えるように構成される。本実施例において、間隙１３４の寸法を調整するために、囲い板１２６とサイクロン１２０は一体的に形成されている。本体１２５及び囲い板１２６は、燃焼器１６の放射軸のまわりに同軸（例えば対称軸６２）で配置されて、本体１２５の外周又は外縁について同一の半径方向寸法を有する間隙１３４を規定する。あるいは、囲い板１２６は、分離独立した部品又は部分として製造され、そして、本体１２５の外周で変化する半径方向寸法を有する間隙１３４を規定するドームアセンブリ５０に連結されてもよい。

更に図３に示すように、一実施例において、燃料ノズル６４は、ドームアセンブリ５０に連結されるか、又はその上に形成される取り付けフランジ６９に連結される前端部を有する燃料ノズルチップ６８を形成する。対向燃料ノズル茎状部７０、サイクロン１２０に連結され、拡散器と流体連通するように構成される。空気の流れは、燃料ノズルチップ６８の中で規定されるパイロット空気流路に向かって導かれる。図３に示すように、一実施例において、燃料ノズル６４は、一般に放射状構成のサイクロン１２０の中に配置される。放射状構成において、図５に示すように、燃料ノズル６４は、対称軸６２に沿って配置されてよい。図５に示すように、燃料ノズル６４は、実質的に放射状に配置されるサイクロン１２０に嵌入される。空気は、ドームアセンブリ５０及び入口端部３４を通って半径方向のチャンバ３０の中を流れ、軸方向の流出端３８においてチャンバ３０から出る。

代替的な実施形態では、燃料ノズル６４は概ね放射状構成に配置されてよく、図６に示すような周囲の構成要素を含むことができる。図６を参照して、周囲の構成要素を備える概ね放射状構成に配置される燃料ノズル６４によって、少なくとも、燃料ノズル６４の一部は燃焼チャンバ３０の中で配置され、間接的な入射角で内側燃焼器ライナ１４０の方向を向いている。本実施例において、ノズルチップ６８（図６に示されない）及び内側ライナ１４０のより遠い距離及び間接的な入射角は、内側ライナの耐久性の改善を促進する。この構成の結果、渦の大部分が燃焼器１６に加えられ、有効なバーナーの長さが増加する。このため、それは排出の改善及びプロフィール／パターン要因の改善を促進する。

燃料導管１３０は、燃料ノズル弁排出口（図示せず）から、又は、弁が用いられない場合には直接燃料ノズル入口接続金具から、パイロット及び主噴射器を介して燃焼器１６に燃料を運搬し、パイロット燃料回路（図示せず）及び主燃料回路（図示せず）を含む。パイロット燃料回路はパイロット燃料噴射器６６に燃料を供給する。そして、主燃料回路は主ミキサ５６に燃料を供給して、燃焼器１６の中で発生する亜酸化窒素排出を制御するために用いる複数の独立燃料ステージを含む。燃料導管は、パイロット及び主回路との間に高い熱伝導率を提供し、燃料熱沈着物（コーキング）を最少化するため、異なるパイロット／主流分離の際に一方が他方を冷やすことができるようにする。更にコーキングを最少化するために、主回路燃料を濡らされた壁表面の形状は空気力学的に滑らかで、輪郭に合致しており、しかも、よどんだポケット又は流れの分離がない。主燃料の流れが上流の弁によって閉ざされるときに、残留燃料ほとんど残さずに回路から液状の燃料を急速に、そして、効果的に取り除くため、空気による除去（パージ）が用いられてよい。注入開口部排出点における主要な燃料回路ネットワーク及び静的空気圧は、主流が閉ざされた状態であるときに、回路の各脚部が効果的に、空気による除去（パージ）ができるよう保証するように設計されている。

作動する際に、ガスタービンエンジン１０が始動され、アイドル運転状態で作動するので、燃料及び空気は燃焼器１６に供給される。ガスタービンアイドル運転状態の間、燃焼器１６は、作動するためのパイロットミキサ５４だけを使用する。パイロット燃料回路は、パイロット燃料噴射器６６を通して、燃焼器１６に燃料を注入する。同時に、空気流は、パイロット旋回翼７１及びサイクロン静翼１２２に入る。パイロット空気流は中心のミキサ対称軸６２と実質的に平行に流入し、パイロット燃料噴射器６６を出る燃料の方向に渦を巻くようにパイロット空気流を向けるパイロットスプリッタ８０にあたる。より詳しくは、空気流は、リップ１０８によって、パイロットミキサ５４の下流にあるパイロット炎領域に導かれる。パイロット空気流は、パイロット燃料噴射器６６のスプレイパターン（図示せず）を崩壊させるのではなく、安定させて、燃料を噴霧させる。主ミキサ５６により放出される空気流は、半径方向の燃焼チャンバ３０に向けられる。

ガスタービンエンジン１０がアイドル状態の運転条件から増加した動力運転条件まで加速されるにつれて、添加された燃料及び空気は燃焼器１６に導かれる。パイロット燃料ステージに加えて、増加した動力運転条件の間、主ミキサ５６は、主燃料回路１３４に燃料を供給し、燃料注入口９８から放射状外側に注入される。サイクロン静翼１２２は、半径方向と外周方向の燃料空気の混合を容易にし、実質的に均一な燃料と空気の分配を燃焼の為に供給する。より詳しくは、注入口９８を介して注入された燃料の放射浸透は、マニホルド９４の燃圧とミキサ穴９２における気圧との差及びサイクロン静翼１２２を出る空気流の結果、半径方向に浸透する燃料を主ミキサ穴９２内で円周状に存在させる。これにより燃料空気が混合され、少ない空気−燃料の混合で主ミキサ５６を作動させることができる。加えて、一様に燃料−空気気を配分することは、完全燃焼させ、ＮＯｘ排出を減らすための高い電力を低減することを容易にする。

例示的なガスタービンエンジンの概略図。 図１に示されるガスタービンエンジンで使うことができる燃焼器の断面図。 図２に示される一部の燃焼器の拡大図である本発明の鼻拡張器の正面図。 図３に示される燃焼器の部分の断面線Ａ−Ａに沿った断面図。 図２に示される燃焼器のためのミキサアセンブリの断面線ＢＢに沿った断面図。 図２に示される燃焼器のための代わりのミキサアセンブリの断面線Ｂ−Ｂに沿った断面図。

符号の説明

10 ガスタービンエンジン
12 低圧圧縮器
14 高圧圧縮器
16 燃焼器
18 高圧タービン
20 低圧タービン
22 縦軸
30 チャンバ
32 外側ライナ
33 内側ライナ
34 入口端部
35 環状燃焼器車室
36 放射軸
38 出口端部
40 縦軸
50 ドームアセンブリ
52 ミキサアセンブリ
54 パイロットミキサ
56 主ミキサ
58 中心本体
60 パイロットチャンバ
62 対称
64 燃料ノズル
66 パイロット燃料噴射器
68 燃料ノズルチップ
69 取り付けフランジ
70 対向燃料ノズル茎状部
71 旋回翼
72 パイロット内側旋回翼
74 パイロット外側旋回翼
76 静翼
78 パイロット外側旋回翼静翼
80 パイロットスプリッタ
82 内側表面
84 内壁
86 パイロットハウジング
90 ハウジング
92 主ミキサ穴
94 燃料マニホルド
98 注入口
100 外側表面
104 収束し−分岐する表面
106 後方遮蔽体
108 リップ
120 サイクロン
122 サイクロン静翼
123 後方のサイクロン静翼
124 前方のサイクロン静翼
125 サイクロン本体
126 囲い板
128 流路
130 吐き出し口
132 参照矢印
134 間隙
140 内側燃焼器ライナ

Claims (8)

1. ガスタービンエンジン（１０）のための燃焼器（１６）において、
   少なくとも燃焼チャンバ（３０）の一部を規定する外側燃焼器ライナ（３２）を有する燃焼器ライナアセンブリであって、前記外側燃焼器ライナは燃焼チャンバ入力開口を形成する放射状に延びる第１端部（３４）と、燃焼チャンバ出力開口を規定する同軸上に延びる第２端部（３８）とを有し、前記第１端部は前記第２端部に移行しながら前記外側燃焼器ライナの円弧状断面形状を規定する、燃焼器ライナアセンブリと、
   ドームアセンブリ（５０）であって、該ドームアセンブリ（５０）の下流に延びる前記第１端部に連結され、複数のサイクロン静翼（１２２）をその周りに有するサイクロン（１２０）を備える、ドームアセンブリ（５０）と、
   放射状構成の前記サイクロンの範囲内に配置される燃料ノズル（６４）と
   を備え、
   前記サイクロンは、前記ガスタービンエンジンの圧縮機の吐出し口（１３０）と流体連通するように位置され、前記サイクロン静翼（１２２）は、前記圧縮機からの圧縮された空気を燃料空気混合キャビティ（９２）に向けて流すよう構成され、
   前記複数のサイクロン静翼（１２２）のうちの最も後方のサイクロン静翼は、前記複数のサイクロン静翼のうちの最も前方のサイクロン静翼より大きい
   ことを特徴とする、燃焼器（１６）。
   
2. 前記サイクロン（１２０）は、更に、本体（１２５）と、少なくとも前記本体の一部を囲んでおり、前記燃焼器の上流に配置される圧縮器吐出し口（１３０）と流体連通して流路（１２８）を規定する前記囲い板（１２６）と、を備える請求項１記載の燃焼器（１６）。
3. 前記本体及び前記囲い板（１２６）は、前記燃焼器の放射軸（３６）のまわりに同軸で配置され、前記本体の周囲に均一な放射状の面積を有する間隙（１３４）を規定する請求項２記載の燃焼器（１６）。
4. 前記複数のサイクロン静翼のうちの各隣接するサイクロン静翼（１２２）の寸法は、前記最も前方のサイクロン静翼（１２４）から前記最も後方のサイクロン静翼（１２３）に向かって増加する請求項２記載の燃焼器（１６）。
5. 前記燃料ノズル（６４）は更に、
   取付けフランジ（６９）に連結される前端部を有する燃料ノズルチップ（６８）と、
   前記サイクロン（１２０）に連結される対向燃料ノズル茎状部（７０）であって、拡散器と流体連通して構成され、前記燃料ノズルチップの中で規定されるパイロット空気流路に空気流を方向付ける対向燃料ノズル茎状部（７０）と
   を有する請求項１記載の燃焼器（１６）。
6. ガスタービンエンジン（１０）において、
   圧縮器吐出し口を規定する圧縮器（１２、１４）と、
   前記圧縮器に連結される燃焼器（１６）であって、燃焼チャンバ（３０）を規定するライナアセンブリと、燃焼チャンバ入力開口を規定し放射状に延びる第１端部（３４）と燃焼チャンバ出力開口を規定し軸方向に延びる第２端部（３８）とを有する前記ライナアセンブリの外側燃焼器ライナ（３２）と、を備える燃焼器（１６）と、
   前記第１端部に連結されるドームアセンブリ（５０）であって、複数のサイクロン静翼（１２２）を周囲に配置したサイクロン（１２０）を含むドームアセンブリ（５０）と、
   放射状構成のサイクロンの範囲内に配置される燃料ノズル（６４）と、
   前記燃焼器に連結されるタービンノズルアセンブリと
   を備え、
   前記サイクロンは、前記ガスタービンエンジンの圧縮機の吐出し口（１３０）と流体連通するように位置され、前記サイクロン静翼（１２２）は、前記圧縮機からの圧縮された空気を燃料空気混合キャビティ（９２）に向けて流すよう構成され、
   前記複数のサイクロン静翼（１２２）のうちの最も後方のサイクロン静翼は、前記複数のサイクロン静翼のうちの最も前方のサイクロン静翼より大きい
   ことを特徴とする、ガスタービンエンジン（１０）。
   
7. 前記ドームアセンブリ（５０）は更に、少なくとも前記サイクロンの本体（１２５）の一部を取り巻く囲い板（１２６）を備え、前記囲い板は前記圧縮器吐出し口（１３０）と流体連通して流路（１２８）を規定する請求項６記載のガスタービンエンジン（１０）。
8. 前記燃焼器に結合され、該燃焼器の半径方向外側に位置する燃焼器ケーシングを更に有する、請求項６に記載のガスタービンエンジン。
   

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